[go: up one dir, main page]

DE69925719T2 - SINGULARITY AVOIDANCE IN A CMG SATELLITE BEARING SYSTEM - Google Patents

SINGULARITY AVOIDANCE IN A CMG SATELLITE BEARING SYSTEM Download PDF

Info

Publication number
DE69925719T2
DE69925719T2 DE69925719T DE69925719T DE69925719T2 DE 69925719 T2 DE69925719 T2 DE 69925719T2 DE 69925719 T DE69925719 T DE 69925719T DE 69925719 T DE69925719 T DE 69925719T DE 69925719 T2 DE69925719 T2 DE 69925719T2
Authority
DE
Germany
Prior art keywords
signal
torque
control
singularity
cmg
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Expired - Lifetime
Application number
DE69925719T
Other languages
German (de)
Other versions
DE69925719D1 (en
Inventor
J. Christopher HEIBERG
A. David BAILEY
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Honeywell Inc
Original Assignee
Honeywell Inc
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Honeywell Inc filed Critical Honeywell Inc
Application granted granted Critical
Publication of DE69925719D1 publication Critical patent/DE69925719D1/en
Publication of DE69925719T2 publication Critical patent/DE69925719T2/en
Anticipated expiration legal-status Critical
Expired - Lifetime legal-status Critical Current

Links

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
    • B64G1/00—Cosmonautic vehicles
    • B64G1/22—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
    • B64G1/24—Guiding or controlling apparatus, e.g. for attitude control
    • B64G1/28—Guiding or controlling apparatus, e.g. for attitude control using inertia or gyro effect
    • B64G1/286—Guiding or controlling apparatus, e.g. for attitude control using inertia or gyro effect using control momentum gyroscopes (CMGs)
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
    • B64G1/00—Cosmonautic vehicles
    • B64G1/22—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
    • B64G1/24—Guiding or controlling apparatus, e.g. for attitude control
    • B64G1/244—Spacecraft control systems
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
    • B64G1/00—Cosmonautic vehicles
    • B64G1/22—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
    • B64G1/24—Guiding or controlling apparatus, e.g. for attitude control
    • B64G1/244—Spacecraft control systems
    • B64G1/245—Attitude control algorithms for spacecraft attitude control
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
    • B64G1/00—Cosmonautic vehicles
    • B64G1/22—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
    • B64G1/24—Guiding or controlling apparatus, e.g. for attitude control
    • B64G1/36—Guiding or controlling apparatus, e.g. for attitude control using sensors, e.g. sun-sensors, horizon sensors

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Remote Sensing (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Radar, Positioning & Navigation (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Automation & Control Theory (AREA)
  • Control Of Position, Course, Altitude, Or Attitude Of Moving Bodies (AREA)

Description

Querverweis zu verwandten Anmeldungencross-reference to related applications

Die vorliegende Anmeldung offenbart Material, das in der am 2. September 1997 eingereichten Anmeldung mit dem Titel „Orienting A Satellite With Controlled Momentum Gyros" von David A. Bailey, veröffentlicht unter US-A-6,154,691, und den folgenden gleichzeitig eingereichten Anmeldungen erörtert wurde: „Robust Singularity Avoidance In A Satellite Attitude Control", von Bong Wie, David A. Bailey und Christopher J. Heiberg, veröffentlicht unter WO 99 47419; „A Continuous Attitude Control Which Avoids CMG Array Singularities" von David A. Bailey, Christopher J. Heiberg und Bong Wie, veröffentlicht unter WO 99 52021; „CMG Control Based On Angular Momentum to Control Satellite Attitude" von David A. Bailey SN, veröffentlicht unter WO 99 47420.The present application discloses material that in the on 2 September Filed in 1997 with the title "Orienting A Satellite With Controlled Momentum Gyros "by David A. Bailey, published under US-A-6,154,691, and the following concurrently filed Applications were discussed: "Robust Singularity Avoidance In A Satellite Attitude Control ", by Bong Wie, David A. Bailey and Christopher J. Heiberg, published under WO 99 47419; "A Continuous Attitude Control Which Avoids CMG Array Singularities "by David A. Bailey, Christopher J. Heiberg and Bong Wie, published under WO 99 52021; "CMG Control Based on Angular Momentum to Control Satellite Attitude "by David A. Bailey SN, published under WO 99 47420.

ERFINDUNGSGEBIETFIELD OF THE INVENTION

Die vorliegende Erfindung betrifft Satelliten und Robotersysteme, die beispielsweise die Orientierung eines Satelliten unter Verwendung von mehreren Steuermomentkreiseln (CMG – Anderungen gyros) steuern, gemäß dem Oberbegriff von Anspruch 1.The The present invention relates to satellites and robotic systems which for example, the orientation of a satellite using control by several control moment gyros (CMG - gyros changes), according to the generic term of claim 1.

ALLGEMEINER STAND DER TECHNIKGENERAL STATE OF THE ART

Die Lage eines beweglichen Raumfahrzeugs oder Satellitens wird oftmals mit einem Steuermomentkreiselarray beibehalten und eingestellt, weil diese Einrichtungen für ein hohes Drehmoment und eine Drehmomentverstärkung sorgen. Ein typischer CMG ist eine sich drehende Masse, die an einem Kardanring mit einem Aktuator aufgehängt ist, um sie auf der Kardanringachse zu drehen, wodurch ein Drehmoment erzeugt und ein Winkelmoment akkumuliert wird. Das Winkelmoment ist das Integral des Drehmoments über die Zeit. Es wird oftmals ein Array von n > 3 CMGs verwendet, was eine Lagekontrolle mit einer gewissen Redundanz gestattet. Jeder CMG weist ein Winkelmoment (h) auf, das im wesentlichen auf eine Ebene beschränkt ist, wobei der Winkelmomentvektor des Kreisels fast orthogonal zu der Kardanringachse verläuft. Der Fehler bei der Orthogonalität ist so klein, daß er den Betrieb des CMG, des Arrays von CMGs oder die Lagesteuerung des Satelliten nicht beeinflußt. Die Raddrehzahl des CMG ist in den meisten Anwendungen im wesentlichen konstant, braucht aber nicht, damit diese Erfindung funktioniert. Das von dem CMG erzeugte Drehmoment Q ist das Ergebnis des Kreuzprodukts Q = δ . xh, wobei δ . die Kardanringrate und h das Winkelmoment des Rotors ist, und wenn eine variierende Raddrehzahl aufgenommen wird, dann gibt es einen zusätzlichen Term Q = δ . xh + h ., wobei das Winkelmoment h definiert ist als h = JΩ und h . = JΩ ., wobei J das Trägheitsmoment des sich drehenden Rads und Ω die Drehzahl des Rads ist.The Location of a moving spacecraft or satellite often becomes maintained and set with a control torque gyro array, because these facilities for provide high torque and torque boost. A typical CMG is a rotating mass that connects to a gimbal with a Actuator suspended is to turn it on the gimbal axis, creating a torque generated and an angular momentum is accumulated. The angular momentum is the integral of torque over time. It is often an array of n> 3 CMGs uses what is a location control with some redundancy allowed. Each CMG has an angular momentum (h), which essentially depends on a level limited is, where the angular momentum vector of the gyro is almost orthogonal to the gimbal axis runs. The error in orthogonality is so small that he the operation of the CMG, the array of CMGs or the attitude control of the satellite is not affected. The wheel speed of the CMG is substantial in most applications constant, but not needed for this invention to work. The torque Q generated by the CMG is the result of the cross product Q = δ. xh, where δ. the cardan ring rate and h the angular momentum of the rotor is, and if a varying wheel speed is recorded, then is there an additional term Q = δ. xh + h., where the angular moment h is defined as h = JΩ and h. = JΩ., Where J is the moment of inertia of the rotating wheel and Ω the Speed of the wheel is.

Im klassischen Fall berechnet die Lagesteuerung die gewünschten Lageraten für den Satelliten ωd, die die Lageraten für die drei Achsen sind. Die Raten des Kardanringwinkels (δ) für das CMG-Array werden über das pseudoinverse Steuergesetz berechnet, δ . = AT(AAT)–1 Jsωω .c, wobei Js das Satellitenmoment der Trägheitsmatrix und A die Jacobi-Determinante des Winkelmoments des CMG-Arrays bezüglich des Kardanringwinkels ist,

Figure 00020001
wobei h die Summe der Winkelmomente des CMG-Arrays ist,
Figure 00020002
und ωc die befohlene Lagerate ist. Da die A-Matrix eine Funktion des Kardanringwinkels ist und die Kardanringwinkel sich ändern, um am Raumfahrzeug ein Drehmoment zu erzeugen, kann der Rang von A von 3 auf 2 abfallen, was ein singulärer Zustand ist, und das Pseudoinverse kann nicht berechnet werden.In the classical case, the attitude control calculates the desired bearing data for the satellite ω d , which are the bearing data for the three axes. The gimbals of the gimbal angle (δ) for the CMG array are calculated via the pseudo-inverse control law, δ. = A T (AA T ) -1 J s ωω. c , where J s is the satellite moment of the inertial matrix and A is the Jacobi determinant of the angular momentum of the CMG array with respect to the gimbal angle,
Figure 00020001
where h is the sum of the angular moments of the CMG array,
Figure 00020002
and ω c is the commanded storage rate. Since the A-matrix is a function of gimbal angle and the gimbal angles change to generate torque on the spacecraft, the rank of A may fall from 3 to 2, which is a singular state, and the pseudoinverse can not be calculated.

Aus WO 95/23054 ist ein Manipulatorcontroller für ein Robotersystem bekannt, das zum Passieren einer Singularität eine gedämpfte pseudoinverse Lösung verwendet.Out WO 95/23054 discloses a manipulator controller for a robot system, that uses a muted pseudoinverse solution to pass a singularity.

Aus dem Dokument „A technique for Maximising the Torque Capability of Control Moment Gyro Systems" (Proceedings of the AAS/AAIA Astrodynamics Conference, Band 2, 1984) ist ein Befehlsverfahren vom Gradiententyp auf der Basis der kleinsten Drehmomentgröße, die eine Sättigung verursacht, bekannt.Out the document "A technique for Maximizing the Torque Capability of Control Moment Gyro Systems "(Proceedings of the AAS / AAIA Astrodynamics Conference, Vol. 2, 1984) is a Gradient type command method based on the smallest torque magnitude that a saturation caused, known.

KURZE DARSTELLUNG DER ERFINDUNGSHORT PRESENTATION THE INVENTION

Die vorliegende Erfindung stellt eine Satellitenlagesteuerung wie in Anspruch 1 definiert bereit.The The present invention provides a satellite attitude control as in Claim 1 is defined.

Die Satellitenlagesteuerung kann das Merkmal von Anspruch 2 enthalten.The Satellite attitude control may include the feature of claim 2.

Eine Aufgabe der vorliegenden Erfindung besteht darin, die Geschwindigkeit der Umorientierung eines Satelliten zwischen zwei Objekten signifikant zu erhöhen, indem mehr als das verfügbare Winkelmoment von den CMGs verwendet wird.A The object of the present invention is speed the reorientation of a satellite between two objects significantly to increase, by more than the available angular momentum used by the CMGs.

Wenn gemäß der vorliegenden Erfindung eine Kardanringposition detektiert wird, die auf eine Singularität hinweist, wird in den Drehmomentbefehl eine Störung eingeführt, um zu bewirken, daß das CMG-Array die Singularität vermeidet.If according to the present Invention a gimbal position is detected which indicates a singularity, a disturbance is introduced in the torque command to cause the CMG array the singularity avoids.

Gemäß der Erfindung wird eine Kardanringrate unter Verwendung von δ = A*h erzeugt, wobei A* = AT[AAT + kI]–1, wobei k ein Skalar und I in einer 3 × 3-Identitätsmatrix ist. Der Wert mit Determinante (AAT) wird während des CMG-Betriebs ständig überwacht. Wenn der Wert von det (AAT) unter ein voreingestelltes Minimum abfällt, wird der Befehl für das erforderliche Drehmoment so abgeändert, daß das System der Singularität entkommen kann. Das Drehmoment kann geändert werden, indem in einer oder mehreren der Achsen ein kleiner fester Betrag an Drehmoment addiert oder indem eine bestimmte orthogonale Richtung, z. B.

Figure 00040001
und eine Drehmomentgröße m gewählt und sie zu dem existierenden Drehmomentbefehl addiert wird. Außerdem eliminiert eine Hysterese bei der Implementierung des Drehmoment-Delta die Möglichkeit des „limit cycling" an dem singulären Punkt. Eine Abweichung bei dem Drehmomentbefehl wird als eine Störung an der Trägheitsmeßeinheit (IMU – Inertial Measurement Unit) des Raumfahrzeugs wahrgenommen, die danach zum Korrigieren der Störung aktualisierte Drehmomentbefehle ausgibt.According to the invention, a gimbal rate is generated using δ = A * h, where A * = A T [AA T + kI] -1 , where k is a scalar and I is in a 3x3 identity matrix. The value with determinant (AA T ) is constantly monitored during CMG operation. When the value of det (AA T ) falls below a preset minimum, the command for the required torque is modified so that the system can escape the singularity. The torque may be changed by adding a small fixed amount of torque in one or more of the axles, or by adding a certain orthogonal direction, e.g. B.
Figure 00040001
and a torque magnitude m is selected and added to the existing torque command. In addition, hysteresis in the implementation of the torque delta eliminates the possibility of limit cycling at the singular point Deviation in the torque command is perceived as a disturbance to the inertial measurement unit (IMU) of the spacecraft, which is subsequently corrected the fault outputs updated torque commands.

Weitere Aufgaben, Vorzüge und Merkmale der Erfindung ergeben sich aus der folgenden Erörterung von einer oder mehreren Ausführungsformen.Further Tasks, benefits and features of the invention will become apparent from the following discussion of one or more embodiments.

KURZE BESCHREIBUNG DER ZEICHNUNGSHORT DESCRIPTION THE DRAWING

1 ist ein Funktionsblockdiagramm, das eine die vorliegende Erfindung verkörpernde Steuerung zum Drehen eines Satelliten als Reaktion auf ein befohlenes Rotationssignal qc zeigt. 1 Fig. 12 is a functional block diagram showing a controller for rotating a satellite embodying the present invention in response to a commanded rotation signal q c .

2 ist ein Blockdiagramm, das einen Satelliten mit CMGs zeigt, die gedreht werden, um die Lage des Satelliten als Reaktion auf individuell erzeugte Winkelratensignale zu ändern. 2 Figure 10 is a block diagram showing a satellite with CMGs being rotated to change the position of the satellite in response to individually generated angular rate signals.

3 veranschaulicht zwei mögliche Wege zum Umorientieren zwischen zwei Objekten. 3 illustrates two possible ways to reorient between two objects.

AUSFÜHRLICHE IMPLEMENTIERUNGEN DER ERFINDUNGDETAILED IMPLEMENTATIONS OF THE INVENTION

Es versteht sich, daß 1 Funktionsblöcke zeigt, die durch Hardware oder Software implementiert werden können, bevorzugt letzteres in einer computerbasierten Satellitensteuerung, die ein oder mehrere Signalprozessoren enthält, die programmiert sind, um Ausgangssignale zum Steuern von CMGs an dem Satelliten zu erzeugen, wie unten erläutert wird. Im Grunde ist der Prozeß für einen einzelnen Signalweg zwischen zwei Punkten gezeigt, doch versteht sich, daß einzelne Linien Vektordaten darstellen, die für die Satellitenlage, Lagerate und Drehmomente dreidimensional sind, und für die Signale bezüglich n CMGs n-dimensional ist. 2 zeigt drei (n = 3) CMGs. Das in 1 gezeigte Steuerverfahren wird dazu verwendet, den Satelliten auf seiner Achse von der Betrachtungsblickrichtung eines Objekts A zu einer Betrachtungsblickrichtung von Objekt B in 3 zu schwenken oder zu drehen. Ein typischer vollständig geschlossener Regelkreis folgt einem Eigenachsenweg „old" durch Steuern der CMGs auf der Basis der tatsächlichen Lage (bestimmt anhand des Lagebestimmungssystems ADS in 3) und der gewünschten Wegelage.It is understood that 1 Functional blocks, which may be implemented by hardware or software, preferably the latter in a computer-based satellite control, which includes one or more signal processors programmed to generate output signals for controlling CMGs on the satellite, as explained below. Basically, the process is shown for a single signal path between two points, but it should be understood that individual lines represent vector data that is three dimensional for satellite attitude, storage rates, and torques, and for which signals are n-dimensional with respect to n CMGs. 2 shows three (n = 3) CMGs. This in 1 The control method shown is used to position the satellite on its axis from the viewing direction of an object A to a viewing direction of object B in FIG 3 to pan or turn. A typical fully closed loop follows a eigenaxis path "old" by controlling the CMGs based on the actual location (determined by the attitude determination system ADS in FIG 3 ) and the desired path position.

In 1 wird eine Raumfahrzeugsollage 10 an einem Summierungsverbindungspunkt 14 mit einer Istlage 12 verglichen. Der Lagefehler 16 von dem Summierungsverbindungspunkt 14 wird von dem Raumfahrzeuglagecontroller 18 dazu verwendet, eine Raumfahrzeugsollbeschleunigung 20 zu erzeugen. Die Sollbeschleunigung 20 wird mit der Raumfahrzeugträgheitsmatrix 22 multipliziert, um einen Drehmomentbefehl 24 zu erzeugen. Dieser Drehmomentbefehl 24 wird zusammen mit den Werten der Jacobi-Matrix A40 an einen Singularitätsvermeidungsprozeß 32 angelegt, wo entschieden wird, ob eine Singularität angetroffen wird und, falls eine Singularität bedeutend ist, wird ein kleines Drehmoment berechnet 26, das ein CMG-Arraysingularitätsentkommen ermöglicht, das dann zu einem Summierungsverbindungs punkt 28 geschickt wird. Der modifizierte Drehmomentbefehl 34 wird zu der linearen Transformation in Kasten 36 geschickt, wo eine modifizierte Moore-Penrose-Pseudoinverse verwendet wird, um die CMG-Kardanringwinkelratenbefehle 42 zu berechnen. Die Kardanringwinkelratenbefehle 42 betreiben das CMG-Array 48, das ein Drehmoment 50 erzeugt, das auf das Raumfahrzeug 52 wirkt, um seine Rotationsrate 54 zu ändern. Die Kardanringwinkel von dem Array 46 werden dazu verwendet, die Werte der Jacobi-Determinante A40 bei Schritt 44 zu berechnen, die von den Kästen 32 und 36 verwendet wird. Die Istrate der Raumfahrzeugrotation 54 wird von Sensoren 56 gemessen und zum Bestimmen der Raumfahrzeugistlage 12 verwendet.In 1 becomes a spacecraft collage 10 at a summation junction 14 with an actual situation 12 compared. The misalignment 16 from the summation junction 14 is from the spacecraft attitude controller 18 used a spacecraft roll acceleration 20 to create. The target acceleration 20 becomes with the spacecraft inertia matrix 22 multiplied to a torque command 24 to create. This torque command 24 is combined with the values of the Jacobi matrix A40 to a singularity avoidance process 32 where it is decided if a singularity is encountered and if a singularity is significant then a small torque is computed 26 which enables a CMG array singularity escape, which then points to a summation junction 28 is sent. The modified torque command 34 becomes the linear transformation in box 36 where a modified Moore-Penrose pseudoinverse is used to control the CMG gimbal angle rate commands 42 to calculate. The gimbal angle rate commands 42 operate the CMG array 48 that a torque 50 generated on the spacecraft 52 affects its rotation rate 54 to change. The cardan ring angle of the array 46 are used to determine the values of the Jacobi determinant A40 at step 44 to calculate that from the boxes 32 and 36 is used. The Istrate of spacecraft rotation 54 is from sensors 56 measured and for determining the spacecraft attitude 12 used.

Der Singularitätsvermeidungsprozeß 32 bestimmt im allgemeinen a) ob ein Potential vorliegt, daß eine Singularität angetroffen wird (d.h. det (AAT) < Toleranz), b) falls wahrscheinlich eine Singularität angetroffen wird, ein kleines Drehmoment bewirkt, daß ein Singularitätsentkommen berechnet und zu dem existierenden Drehmomentbefehl 24 addiert wird, c) ansonsten wird der Drehmomentbefehl nicht geändert. Der zum Entkommen der Singularität erforderliche zusätzliche Drehmomentbefehl 26 ist im Vergleich zu dem Befehl 24 klein, und der dieses zusätzliche Drehmoment 26 darstellende Vektor kann mit dem existierenden Drehmomentbefehl 24 nicht kolinear sein. Dieser Prozeß ermöglicht es, daß das CMG-Array bis auf die maximal verfügbare Momenthüllkurve für die gegebene Arraykonfiguration genutzt werden kann.The singularity avoidance process 32 generally determines a) whether there is a potential to encounter a singularity (ie, det (AA T ) <tolerance), b) if a singularity is likely to be encountered, a small torque will cause a singularity escape to be calculated and to the existing torque command 24 c) otherwise the torque command is not changed. The extra torque command required to escape the singularity 26 is compared to the command 24 small, and this extra torque 26 performing vector can with the existing torque command 24 not be colinear. This process allows the CMG array to be used up to the maximum available instant envelope for the given array configuration.

Die Erfindung ist im Kontext einer Satellitensteuerung erläutert worden, kann aber in Systemen wie etwa Robotersystemen verwendet werden, bei denen Singularitäten angetroffen werden können. Mit dem Vorzug der obigen Erörterung der Erfindung kann der Durchschnittsfachmann die Erfindung und die Komponenten und Funktionen modifizieren, die ganz oder teilweise beschrieben worden sind, ohne von dem wahren Schutzbereich der Erfindung abzuweichen.The Invention has been explained in the context of satellite control, but can be used in systems such as robotic systems where singularities can be encountered. With the benefit of the above discussion The person skilled in the art can use the invention and the invention Modify components and functions that are described in whole or in part without departing from the true scope of the invention.

Claims (2)

Satellitenlagesteuerung, die folgendes umfaßt: mehrere Steuermomentkreisel, einen Lagecontroller (18) mit Signalverarbeitungsmitteln zum Bereitstellen eines Kardanringratensignals (42), für jeden Steuermomentkreisel, zum Betreiben eines Aktuators zum Drehen jedes Steuermomentkreisels zum Ändern der Lage eines Fahrzeugs (52) aus einer ersten Lage in eine zweite Lage als Reaktion auf ein befohlenes Lagesignal (10) und eine Trägheitsmeßeinheit zum Bereitstellen von die Fahrzeugdrehung (54) manifestierenden Signalen, dadurch gekennzeichnet, daß: das Signalverarbeitungsmittel folgendes umfaßt: Mittel zum Bereitstellen, für einen der Steuermomentkreisel, eines Fehlersignals (16), das die Differenz zwischen der befohlenen Lage (10) und einer tatsächlichen Lage (12), manifestiert durch ein Lagesteuersignal, manifestiert, erzeugt durch die Trägheitsmeßeinheit, zum Erzeugen aus dem Fehlersignal (16) eines Drehmomentbefehlsignals (24), zum Erzeugen aus dem Drehmomentbefehlsignal (24) des Kardanringratensignals (42), zum Erzeugen eines Singularitätensignals, das manifestiert, daß eine Kardanringposition für einen der Kreisel eine Singularität beim Betrieb der mehreren Kreisel erzeugt, und zum Addieren zu dem Drehmomentbefehlsignal eines zusätzlichen Drehmomentsignals (26), das nicht-kolinear damit ist, das bewirkt, daß die mehreren Kreisel die Singularität vermeiden.Satellite attitude control, comprising: a plurality of control moment gyros, a position controller ( 18 ) with signal processing means for providing a Kardanringratensignals ( 42 ), for each control torque gyroscope, for operating an actuator for rotating each control gyroscope for changing the attitude of a vehicle ( 52 ) from a first position to a second position in response to a commanded position signal ( 10 ) and an inertial measuring unit for providing the vehicle rotation ( 54 ) signals, characterized in that: the signal processing means comprises: means for providing, for one of the control moment gyros, an error signal ( 16 ), which is the difference between the commanded position ( 10 ) and an actual situation ( 12 ), manifested by a position control signal manifested by the inertia measuring unit, for generating from the error signal ( 16 ) of a torque command signal ( 24 ), for generating from the torque command signal ( 24 ) of the cardan ring rate signal ( 42 ) for generating a singularity signal which manifests that a gimbal position for one of the gyros produces a singularity in the operation of the plurality of gyros and for adding to the torque command signal an additional torque signal ( 26 ), which is non-collinear with it, causes the multiple gyroscopes to avoid the singularity. Satellitenlagesteuerung nach Anspruch 1, wobei das zusätzliche Drehmomentsignal (26) orthogonal zu dem Drehmomentbefehlsignal (24) ist und bestimmt wird unter Verwendung der Gleichung
Figure 00090001
wobei m die Drehmomentgröße und hc der befohlene Drehimpuls ist.Satellite attitude control according to claim 1, wherein the additional torque signal ( 26 ) orthogonal to the torque command signal ( 24 ) and is determined using the equation
Figure 00090001
where m is the torque magnitude and h c is the commanded angular momentum.
DE69925719T 1998-03-16 1999-03-16 SINGULARITY AVOIDANCE IN A CMG SATELLITE BEARING SYSTEM Expired - Lifetime DE69925719T2 (en)

Applications Claiming Priority (3)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US39640 1998-03-16
US09/039,640 US6047927A (en) 1998-03-16 1998-03-16 Escaping singularities in a satellite attitude control
PCT/US1999/005598 WO1999050144A2 (en) 1998-03-16 1999-03-16 Singularity avoidance in a cmg satellite attitude control

Publications (2)

Publication Number Publication Date
DE69925719D1 DE69925719D1 (en) 2005-07-14
DE69925719T2 true DE69925719T2 (en) 2006-03-23

Family

ID=21906571

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
DE69925719T Expired - Lifetime DE69925719T2 (en) 1998-03-16 1999-03-16 SINGULARITY AVOIDANCE IN A CMG SATELLITE BEARING SYSTEM

Country Status (5)

Country Link
US (1) US6047927A (en)
EP (1) EP1064196B1 (en)
JP (1) JP4249902B2 (en)
DE (1) DE69925719T2 (en)
WO (1) WO1999050144A2 (en)

Families Citing this family (31)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US6241194B1 (en) * 1999-06-28 2001-06-05 Honeywell International Inc. Momentum position control
US6191728B1 (en) * 1999-07-07 2001-02-20 Honeywell International Inc. Agile satellite targeting
US6711476B2 (en) 2001-09-27 2004-03-23 The Boeing Company Method and computer program product for estimating at least one state of a dynamic system
US6591169B2 (en) 2001-09-27 2003-07-08 The Boeing Company Method and computer program product for controlling the actuators of an aerodynamic vehicle
US6732977B1 (en) 2002-02-11 2004-05-11 Lockheed Martin Corporation System for on-orbit correction of spacecraft payload pointing errors
US6695263B1 (en) 2002-02-12 2004-02-24 Lockheed Martin Corporation System for geosynchronous spacecraft rapid earth reacquisition
US7051980B2 (en) * 2002-02-26 2006-05-30 Lockheed Martin Corporation Efficient orbit sparing system for space vehicle constellations
US6891498B2 (en) 2002-03-28 2005-05-10 Honeywell International Inc. Inertial reference system for a spacecraft
US6702234B1 (en) * 2002-03-29 2004-03-09 Lockheed Martin Corporation Fault tolerant attitude control system for zero momentum spacecraft
US6682019B2 (en) * 2002-04-04 2004-01-27 Honeywell International Inc. Minimum energy wheel configurations for energy storage and attitude control
US6648274B1 (en) 2002-04-12 2003-11-18 David A. Bailey Virtual reaction wheel array
WO2004032392A2 (en) * 2002-08-28 2004-04-15 Arizona Board Of Regents Steering logic for control moment gyro system
US6814330B2 (en) 2002-12-12 2004-11-09 The Boeing Company Method and computer program product for controlling the control effectors of an aerodynamic vehicle
US7246776B2 (en) * 2004-07-23 2007-07-24 Honeywell International, Inc. Method and system for CMG array singularity avoidance
US7014150B2 (en) * 2004-07-30 2006-03-21 Honeywell International Inc. Method and system for optimizing torque in a CMG array
US7464899B2 (en) * 2005-08-03 2008-12-16 Honeywell International Inc. Method and system for determining a singularity free momentum path
US7370833B2 (en) * 2005-10-20 2008-05-13 Honeywell International Inc. Method and system for determining a singularity free momentum path
US7835826B1 (en) 2005-12-13 2010-11-16 Lockheed Martin Corporation Attitude determination system for yaw-steering spacecraft
US7805226B2 (en) * 2006-09-29 2010-09-28 Honeywell International Inc. Hierarchical strategy for singularity avoidance in arrays of control moment gyroscopes
US7627404B2 (en) * 2007-04-13 2009-12-01 The Boeing Company Singularity escape and avoidance using a virtual array rotation
JP5228641B2 (en) * 2008-06-16 2013-07-03 三菱電機株式会社 Attitude control device and position control device
JP5126107B2 (en) * 2009-02-19 2013-01-23 三菱電機株式会社 Satellite attitude control device
JP5484262B2 (en) * 2010-08-31 2014-05-07 三菱電機株式会社 Spacecraft attitude control device
US9849785B1 (en) * 2012-12-10 2017-12-26 The United States Of America, As Represented By The Secretary Of The Navy Method and apparatus for state space trajectory control of uncertain dynamical systems
IL223899A (en) 2012-12-26 2017-06-29 Israel Aerospace Ind Ltd Device, system and method for attitude control
US9567112B1 (en) 2013-06-27 2017-02-14 The United States Of America, As Represented By The Secretary Of The Navy Method and apparatus for singularity avoidance for control moment gyroscope (CMG) systems without using null motion
RU2562466C1 (en) * 2014-04-29 2015-09-10 Акционерное общество "Ракетно-космический центр "Прогресс" (АО "РКЦ "Прогресс") Spacecraft orientation control method and device for its implementation
CN104238563B (en) * 2014-09-04 2017-01-18 北京航空航天大学 Design method of control moment gyroscopes with surface inclination angles changeable
CN104850128B (en) * 2015-05-21 2017-09-19 上海新跃仪表厂 A kind of momenttum wheel layout collocation method for being used to accumulate spacecraft with large inertia
CN110576983B (en) * 2019-08-26 2021-03-16 上海航天控制技术研究所 Attitude determination method in track transfer process
CN111099040B (en) * 2019-10-18 2021-10-29 上海航天控制技术研究所 System polarity determination method based on control moment gyro group control

Family Cites Families (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5100084A (en) * 1990-04-16 1992-03-31 Space Systems/Loral, Inc. Method and apparatus for inclined orbit attitude control for momentum bias spacecraft
FR2678894B1 (en) * 1991-07-09 1993-11-19 Aerospatiale Ste Nationale Indle METHOD AND DEVICE FOR CONTROLLING ATTITUDE IN A ROLL-LACET OF A SATELLITE WITH SINGLE DIRECTION OF CONTINUOUS ACTUATION.
US5248118A (en) * 1992-05-13 1993-09-28 General Electric Co. Spacecraft attitude control system with reaction wheel bearing protection
US5354016A (en) * 1992-07-30 1994-10-11 General Electric Co. Pivoted wheel roll control with automatic offset
GB9403644D0 (en) * 1994-02-25 1994-04-13 Advanced Robotics Res Manipulator controller
US5875676A (en) * 1997-09-02 1999-03-02 Honeywell Inc. Non colocated rate sensing for control moment gyroscopes

Also Published As

Publication number Publication date
EP1064196B1 (en) 2005-06-08
WO1999050144A2 (en) 1999-10-07
JP2002509843A (en) 2002-04-02
EP1064196A2 (en) 2001-01-03
US6047927A (en) 2000-04-11
WO1999050144A3 (en) 1999-11-18
JP4249902B2 (en) 2009-04-08
DE69925719D1 (en) 2005-07-14

Similar Documents

Publication Publication Date Title
DE69925719T2 (en) SINGULARITY AVOIDANCE IN A CMG SATELLITE BEARING SYSTEM
DE69921790T2 (en) ROBUST SINGULARITY AVOIDANCE IN A SATELLITE STATION
DE69911184T2 (en) CONTINUOUS SPACE VEHICLE STORAGE REGULATION, WHETHER SINGULARITY STATES ARE AVOIDED IN THE CONTROL TORQUE GYRO ARRANGEMENT
EP0601051B1 (en) Measurement arrangement useful for controlling the attitude of a three-axis stabilized satellite, corresponding evaluation process, regulating system and process
DE60120363T2 (en) ORIENTATION DETERMINATION IN A TILTABLE BODY BY MEANS OF A MODIFIED QUATERNATION DATA PRESENTATION
EP0856784B1 (en) Method and device for the on-board determination of a satellite s position
DE4129627C2 (en) Device and method for position control of a spacecraft to be rotated about a body-fixed axis
DE69707327T2 (en) Uniaxial correction for web inclination
DE69602798T2 (en) Satellite swirl stabilization method, in which a transverse moment of inertia with a single degree of freedom is stored, and system therefor
DE3241507A1 (en) CONTROL SYSTEM FOR A MAGNETIC STORAGE DEVICE
US4732354A (en) Active damping of satellite nutation
DE102013015702B3 (en) Rotary damper for a motor vehicle
JP4249901B2 (en) CMG control based on momentum for satellite attitude control
DE3638462C2 (en)
DE60008103T2 (en) MOMENTS POSITION CONTROL
US6354163B1 (en) Mitigating gimbal induced disturbances in CMG arrays
DE3927920A1 (en) METHOD FOR ELIMINATING GYRO ERRORS
DE69829529T2 (en) Stabilization of the axis of rotation of a spacecraft by means of kinetic energy storing devices
Mahony et al. Visual servoing using linear features for under-actuated rigid body dynamics
DE60300944T2 (en) INERTIA REFERENCE SYSTEM FOR A SPACE VEHICLE
DE69601853T2 (en) Method and system for controlling the position or orientation of a spacecraft
EP0335116A2 (en) Method of aligning a two axis platform
EP0106066A2 (en) Apparatus for determining the north
JP3415321B2 (en) Spacecraft unloading device
DE1481508C (en) Process for regulating the transverse acceleration and roll damping of steerable plug bodies and device for carrying out the process

Legal Events

Date Code Title Description
8364 No opposition during term of opposition